CN106441772A - 飞行记录器冲击试验的弹托分离装置及其分离方法 - Google Patents

飞行记录器冲击试验的弹托分离装置及其分离方法 Download PDF

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徐家文
滕达
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Abstract

本发明提供一种飞行记录器强冲击实验中的弹托分离装置及其分离方法。飞行记录器冲击试验的弹托分离装置，包括炮管，还包括基座、挡板、炮口延长段、与炮口延长段动配合的拦截器，所述炮口延长段与炮管配合并同轴安装，所述炮口延长段和挡板固定在基座上，所述挡板上在炮口延长段、炮管的轴线位置处设置有通孔。本发明不同于常用的拦截器为固定的方式，本发明的拦截器采用可动的分离方式，避免弹托和拦截器过度变形及碰撞瞬间剧烈震动；在弹托前段设置橡胶圈，增加缓冲，有效减小弹托和拦截器碰撞瞬间的冲击力，降低非试验段的冲击震动对被测件的影响。本发明适用于采用弹托夹持被测件的大口径、大质量的强冲击试验。

Description

飞行记录器冲击试验的弹托分离装置及其分离方法
技术领域
本发明涉及一种航空机载电子设备，特别是涉及一种高量值强冲击载荷试验的弹托分离装置及其分离方法。
背景技术
为保证飞行记录器能在飞机失事后有效取得数据，需对其进行抗冲击试验。目前，航空机载电子设备(飞行记录器)的强冲击试验遵循的是国际上通用的ED-112标准，即：试验过程中，强冲击能量应等于或大于峰值加速度为33342m/s2(3400g)、脉宽为6.5ms的半正弦波冲击能量，冲击载荷实际波形应至少可获得3400g的峰值加速度，冲击作用时间不低于6.5ms，此冲击可以通过使防护记录器经受速度增大或减小的变化而产生。
目前，采用空气炮加载受试件获得高速后撞击特定靶材的方法已经成功取得合格波形数据，其试验原理如图1所示。飞行记录器外部形状不规则，在炮管2内运动必须有弹托3装夹以免炮管2损坏，但为了使试验环境更加逼近真实现场，飞行记录器要求直接撞击而无任何保护装置，此时就要设法使从高压气室11获得高速的被测件1在撞击靶材前与弹托3分离，可在炮口设置一延长段，内置拦截器5拦截弹托3使被测件1携带记录仪直接撞击靶材4，如图2所示，而弹托分离技术便成为高速强冲击实验中的关键技术。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是提供一种飞行记录器强冲击实验中的弹托分离装置及其分离方法。
本发明解决技术问题所采用的技术方案是：飞行记录器冲击试验的弹托分离装置，包括炮管，还包括基座、挡板、炮口延长段、与炮口延长段动配合的拦截器，所述炮口延长段与炮管配合并同轴安装，所述炮口延长段和挡板固定在基座上，所述挡板上在炮口延长段、炮管的轴线位置处设置有通孔。
进一步的，在所述炮口延长段靠近炮管处设置有泄压孔。
进一步的，在所述弹托侧壁安装有起保压作用的密封圈。
进一步的，在所述弹托前端面设置有凸台，在所述凸台上安装有橡胶圈。
进一步的，所述密封圈是两道。
进一步的，所述炮口延长段和挡板通过螺栓固定在基座上。
飞行记录器冲击试验的弹托分离装置的分离方法，所述拦截器采用可动的分离方式。
进一步的，该方法包括以下步骤：1)将被测件置于弹托内，所述弹托与被测件之间用胶水点粘，防止相对旋转；2)炮口延长段与炮管配合安装并调整同轴；3)将拦截器涂抹润滑油后放置于炮口延长段内，并避开泄压孔的位置，旋转推拉拦截器无卡死状态为止，保持间隙配合；4)当高压气体推动弹托高速运动至炮口延长段内，与拦截器碰撞，被测件脱离弹托向前运动，并穿过挡板的通孔，进入试验段，同时，弹托和拦截器向前运动到挡板处，被挡板拦截，实现弹托分离。
本发明的有益效果：拦截器与炮口延长段为动配合，当碰撞发生时，被测件脱离弹托向前运动，弹托推动拦截器向前运动，最终被挡板拦截。本发明不同于常用的拦截器为固定的方式，本发明的拦截器采用可动的分离方式，避免弹托和拦截器过度变形及碰撞瞬间剧烈震动；在弹托前段设置橡胶圈，增加缓冲，有效减小弹托和拦截器碰撞瞬间的冲击力，降低非试验段的冲击震动对被测件的影响。本发明适用于采用弹托夹持被测件的大口径、大质量的强冲击试验。
附图说明
图1是飞行记录器强冲击试验的示意图。
图2是飞行记录器强冲击试验的弹托分离的示意图。
图3是本发明的弹托分离装置的主视图的剖视图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作进一步的描述。
如图3所示，本发明包括基座6、炮口延长段7、与炮口延长段7动配合的拦截器5和挡板9。炮口延长段7与炮管2配合并同轴安装，炮口延长段7和挡板9可通过螺栓固定在基座6上，挡板9上在炮口延长段7、炮管2的轴线位置处设置有通孔12。在炮口延长段7靠近炮管2处设置有泄压孔10，泄压孔10的作用是弹托3发射后，及时排除作用于弹底的压力,泄压孔10设置在炮管2出口不远位置的炮口延长段7上。弹托3侧壁安装两道密封圈11起保压作用。在弹托3前端面设置一凸台安装橡胶圈8，当弹托3与拦截器5碰撞瞬间的峰值时起缓冲作用。
工作时，将被测件1置于弹托3内，弹托3与被测件1之间用胶水点粘，防止相对旋转；炮口延长段7与炮管2配合安装并调整同轴；将拦截器5涂抹润滑油后放置于炮口延长段7内，并避开泄压孔10的位置，旋转推拉拦截器5无卡死状态为止，保持间隙配合；当高压气体推动弹托3高速运动至炮口延长段7内，与拦截器5碰撞，被测件1脱离弹托3向前运动，并穿过挡板9的通孔12，进入试验段。同时，弹托3和拦截器5向前运动到挡板9处被挡板9拦截，由此实现弹托分离。

Claims (8)

1.飞行记录器冲击试验的弹托分离装置，包括炮管(2)，其特征在于：还包括基座(6)、挡板(9)、炮口延长段(7)、与炮口延长段(7)动配合的拦截器(5)，所述炮口延长段(7)与炮管(2)配合并同轴安装，所述炮口延长段(7)和挡板(9)固定在基座(6)上，所述挡板(9)上在炮口延长段(7)、炮管(2)的轴线位置处设置有通孔(12)。
2.如权利要求1所述的飞行记录器冲击试验的弹托分离装置，其特征在于：在所述炮口延长段(7)靠近炮管(2)处设置有泄压孔(10)。
3.如权利要求1所述的飞行记录器冲击试验的弹托分离装置，其特征在于：在所述弹托(3)侧壁安装有起保压作用的密封圈(11)。
4.如权利要求1所述的飞行记录器冲击试验的弹托分离装置，其特征在于：在所述弹托(3)前端面设置有凸台，在所述凸台上安装有橡胶圈(8)。
5.如权利要求1所述的飞行记录器冲击试验的弹托分离装置，其特征在于：所述密封圈(11)是两道。
6.如权利要求1所述的飞行记录器冲击试验的弹托分离装置，其特征在于：所述炮口延长段(7)和挡板(9)通过螺栓固定在基座(6)上。
7.飞行记录器冲击试验的弹托分离装置的分离方法，其特征在于：所述拦截器(5)采用可动的分离方式。
8.如权利要求7所述的飞行记录器冲击试验的弹托分离装置的分离方法，其特征在于：该方法包括以下步骤：1)将被测件(1)置于弹托(3)内，所述弹托(3)与被测件(1)之间用胶水点粘，防止相对旋转；2)炮口延长段(7)与炮管(2)配合安装并调整同轴；3)将拦截器(5)涂抹润滑油后放置于炮口延长段(7)内，并避开泄压孔(10)的位置，旋转推拉拦截器(5)无卡死状态为止，保持间隙配合；4)当高压气体推动弹托(3)高速运动至炮口延长段(7)内，与拦截器(5)碰撞，被测件(1)脱离弹托(3)向前运动，并穿过挡板(9)的通孔(12)，进入试验段，同时，弹托(3)和拦截器(5)向前运动到挡板(9)处，被挡板(9)拦截，实现弹托分离。
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